高超声速边界层转捩特性试验.docx

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1、高超声速边界层转捩特性试验摘要:通过在激波风洞中开展转捩试验，选取来流马赫数分别为6和8，单位雷诺数分别为41106m1、26107m1和44107m1的来流条件，研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明，攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移，使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩，平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩，但对于钝锥边界层而言，该参数增加到试验选定的上限时，转捩位置的变化并不明显;在转捩经过中平板边界层的脉动压力系数与热流具有一样的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。

2、关键词:边界层转捩;高超声速;第二模态;热流;脉动压力高超声速边界层转捩问题是空气动力学的难点之一，当边界层从层流态转捩过渡到湍流态后，壁面热流密度会激增数倍，这是热防护设计中必须考虑的问题。而高超声速条件下的转捩位置预测相比低速边界层来讲要困难得多，转捩临界雷诺数要高出几个数量级1，转捩机理不同于亚声速和跨声速的情形，转捩经过的细节并未很好弄清。因而，开展高超声速边界层转捩特性的研究具有重要的基础理论和工程意义。在地面高超声速设备开展的边界层转捩试验研究中，诱导边界层转捩的扰动分为涡量模态(速度脉动)、总温脉动和声学辐射2，其中声学辐射是占主导地位的扰动类型，比方喷管和试验段壁面的湍流边界层

3、产生的声波会对转捩试验结果造成影响，若要研究高水平的噪声对转捩的影响，需要开展静风洞试验。高超声速流动中主要的扰动包括第一模态不稳定性、第二模态不稳定性以及横流不稳定性。其中在轴对称流动或平面流动中，第二模态不稳定性起主要作用。在高超声速边界层转捩的机理性研究方面，国内研究仍然存在一定的局限性，比方在试验研究方面，试验的方法和手段还相对单一。韩健3通过测量热流脉动分析了高超声速尖锥边界层的稳定性，张扣立等4利用温敏漆技术测量了平板边界层的转捩经过。Anderson5归纳的影响高超声速边界层转捩的因素有十多种，比方边界层外缘马赫数、头部曲率半径、攻角、壁温、外表粗糙度、质量流的注入、当地曲率、横

4、向流速度梯度、流向压力梯度、来流单位雷诺数、总温、化学反响，还包括试验设备的因素，如来流湍流度、喷管边界层中传播的噪声扰动。本文针对钝锥和平板模型，在激波风洞中开展钝锥边界层和平板边界层的转捩试验研究，在诸多的转捩影响因素中选择来流马赫数、单位雷诺数和攻角作为研究变量，研究这些因素对转捩位置的影响，以及第二模态不稳定性在高超声速边界层转捩经过中的体现。1试验条件11试验设备高超声速边界层转捩试验研究在中国空气动力研究与发展中心FD-14A激波风洞(见图1)上开展。FD-14A激波风洞是由内径为80mm，高压段、低压段长度分别为75m和125m的激波管和相应的喷管、试验段、真空箱组成，其型面喷管

5、出口直径为06m。风洞试验气体为氮气，采用氢气或氢气和氮气混合气体驱动。通过更换喉道可获得不同的来流马赫数，通过调节高低压段压力可获得不同的来流雷诺数，实现不同的模拟环境。FD-14A激波风洞能模拟飞行马赫数范围为612，单位雷诺数范围为2110565107m1的飞行状态，有效试验时间为213ms。12试验模型及流场条件试验模型有两个，其一为钝锥模型(见图2)，半锥角为5，模型长Lc=600mm，头部钝度为08mm。其二为平板模型(见图3)，长Lp=510mm，宽230mm，前缘钝度为1mm。其中钝锥模型外表的热流测点分布在三条子午线上，模型正下方子午线为迎风子午线、正上方子午线为背风子午线，

6、与迎风、背风子午线成90圆周角的为侧面子午线，每条子午线上各有29个热流测点。平板模型的热流测点全都位于平板外表中心线(沿流向)上，共25个，脉动压力测点同样位于中心线上，共10个。采用新型耐冲刷薄膜热流传感器测量模型外表热流。这种传感器相比老式玻璃基体类型传感器具有较强的耐冲刷特性，使用时间较长，减小了由于传感器的频繁更换带来的个体差异引起的测量误差。采用KULITE公司XTE190M型绝压高频压阻压力传感器测量壁面压力脉动特性，测量端直径38mm，固有频率250kHz。为能够有效捕捉边界层转捩特性，结合模型特点及激波风洞流场条件(FlowCondition，FC)，选取试验流场如表1所示。

7、其中流场1、2、4的名义马赫数为8，流场3的名义马赫数为6。2数据处理方法21热流测量结果的处理通过热流测点的时域特性曲线(横坐标为时间，纵坐标为热流幅值)来初步判定某个测点所处位置的边界层流态是层流、转捩过渡状态还是湍流。层流条件下，热流时域特性曲线在有效试验时间内保持平稳的分布，没有明显的波动迹象。湍流条件下，热流时域特性曲线在有效试验时间内，大部分时间也保持平台式的分布，但热流的脉动量相比层流要明显些，且热流值大幅跃升。注意到高热流平台的构成经过了一个热流忽然跃升的经过，跃升之前的热流水平即为该测点处于层流的水平，跃升经过后稳定的湍流状态构成。而当某个测点处于转捩过渡区时，其热流时域特性

8、曲线具有与层流和湍流完全不同的特征。转捩经过的流动特征是间歇性的涡的产生和破碎，由此导致了瞬时热流的高峰值，热流的脉动特征显得极为明显，热流时域特性曲线则具有很多个明显的“尖峰。图4为某车次风洞运行时钝锥模型迎风子午线上沿流向依次相邻的6个热流测点(间距15mm)的时域特性曲线。根据上述边界层流态与热流时域特性曲线的对应关系，断定这6个测点所处位置的边界层流态分别为层流、层流、转捩、转捩、转捩和湍流，其中点C断定为转捩起始位置，点F断定为转捩完成位置。为便于进行比照分析，热流进行了无量纲化处理。钝锥模型及平板模型无量纲热流参考值为0攻角时头部或前缘驻点热流Fay-iddle公式计算值(壁温取2

9、98K)。22脉动压力测量结果的处理通过高频压力传感器测得模型外表的脉动压力信息，基于瞬时压力p(t)，计算得到体现边界层压力脉动特性的幅值域参数。功率谱密度是描绘脉动压力频率域特性的函数，能够反映流场脉动量所包含的频率成分及其对应的能量大小，是反映边界层脉动特性的重要频率域的统计函数。3结果与分析31攻角对转捩的影响有关钝锥边界层的试验研究表明，随着攻角从0开场增大，背风面转捩起始位置前移，迎风面转捩起始位置后移，即表现出非对称转捩特性6;然而也有部分试验反映出不同的趋势，当头部钝度较大时，会出现攻角增大后，迎风面转捩起始位置前移和背风面转捩起始位置后移7，而迎风面和背风面转捩起始位置均前移

10、的现象可以能出现8，由此可见高超声速边界层转捩的复杂性。本文研究了钝锥模型在流场2条件、攻角变化时的边界层转捩特性，其中攻角状态分别为0、2、4、6和10。图5给出了三条子午线的转捩起始位置随攻角变化情况，随着攻角的增加，各条子午线的转捩起始位置均向上游移动，但背风子午线的前移幅度要明显大于迎风子午线。表2比照了尖(钝)锥边界层转捩试验研究相关文献给出的研究条件和迎风子午线与背风子午线转捩位置随攻角变化规律的结论，发现尖头部和钝头部的规律存在显著差异。对于尖头部情形，普遍规律是:攻角增大，迎风子午线转捩位置后移，背风子午线转捩位置前移;而当头部有一定钝度时，普遍规律是:攻角增大，迎风子午线和背

11、风子午线的转捩位置均前移，后者前移的幅度更大。本文属于后一种情况。平板模型的试验结果则表明，当攻角从0变化到4时，平板中心线上的转捩起始位置前移，详细情况见表3、表4。32单位雷诺数对转捩的影响本文比照了名义马赫数一样，单位雷诺数不同的3种流场(流场1、2、4)条件下的测量结果(表3)。就钝锥模型而言，单位雷诺数的增大意味着对转捩的促进，但流场2、4的比照结果表明，当单位雷诺数继续增大，即从26107m1增加到44107m1时，转捩起始位置几乎没有变化。就平板模型而言，结果则有所不同，流场2、4的比照结果表明，当单位雷诺数继续增大时，转捩仍然遭到较为明显的促进作用。以转捩位置距钝锥头部的轴向距

12、离为特征长度，则流场2、4条件下迎风子午线转捩的临界雷诺数etr分别为0546107和1117107。可见随着单位雷诺数的增加，临界雷诺数也在增加，这与大多数的基本构型(锥和平板)转捩试验的结果一致，也即“单位雷诺数效应。33马赫数对转捩的影响线性稳定性理论预测，第二模态扰动增长率和边界层外缘马赫数密切相关，后为试验所证明。Stetson和Kimmel15的试验研究表明，当地马赫数从68降为52时，第二模态扰动的增长率显著上升。本文比照了单位雷诺数一致的两种流场条件下(即流场2、3)的测量结果(表4)。就钝锥模型而言，相比流场2(马赫数81)，流场3(马赫数63)条件下的边界层更容易转捩;就平

13、板模型而言，当攻角为4时，与钝锥的规律一样，低马赫数流场条件促进转捩，但当攻角为0时，情况则颠倒过来。34脉动压力系数及功率谱密度分析转捩经过伴随有脉动压力系数的显著上升，与热流信号“尖峰产生的机理一样，间歇性涡的产生和破碎也是压力脉动量增大的原因。图6、图7给出了平板中心线的热流和脉动压力分布结果(攻角4)，能够明显见到，伴随着转捩经过的是热流和压力脉动量的共同提升。图8给出了流场1、2、4条件下(攻角4)x/Lp=0765处压力功率谱密度的测量结果，其中流场1条件下该测点边界层状态为层流，流场2、4条件下该测点处于转捩过渡区。对于转捩发生的情况(流场2、4)，第二模态最大扰动大约出如今频率

14、120150kHz的范围，且流场2、4对应的频带相差无几，而层流条件下(流场1)未见明显的第二模态扰动。4结束语通过在中国空气动力研究与发展中心的FD-14A风洞中开展高超声速钝锥和平板边界层转捩测量试验，基于对试验结果的分析，得到下面主要结论:1)在0到10的攻角范围内，攻角越大，钝锥迎风中心线和背风中心线边界层转捩起始位置均前移，且背风中心线前移的幅度更大;相比零攻角，有攻角条件下平板边界层更易转捩。2)在来流马赫数不变的条件下，随着来流单位雷诺数的增加，钝锥边界层和平板边界层的转捩位置均前移，但钝锥边界层的转捩位置在单位雷诺数从26107m1增大到44107m1时变化微小。3)若单位雷诺

15、数一样，较低马赫数来流条件下，边界层更容易转捩。4)平板边界层脉动压力系数随着转捩经过与热流具有一样的增长趋势。5)平板边界层转捩经过可见明显的第二模态不稳定波，集中在120150kHz频率范围。将来工作将深化自来历流湍流噪声的测量研究，并对钝锥边界层脉动压力特性进行散点式测量，进而完善对高超声速边界层转捩图景的认识。参考文献1BeckwithIEDevelopmentofahigheynoldsnumberquiettunnelfortransitionresearchJAIAAJournal，1975，13(3):3003062MunozF，HeitmannD，adespielInstab

16、ilitymodesinboundarylayersofaninclinedconeatMach6CThe42ndAIAAFluidDynamicsConferenceandExhibit，NewOrleans，Louisiana，June2528，20123韩健高超声速尖锥边界层流动稳定性的子波分析与互双谱分析D天津:天津大学，2010HanJianWaveletanalysisandcrossbispectrumanalysisofflowinstabilityforhypersonicsharpconeboundarylayerDTianjin:TianjinUniversity，201

17、04张扣立，常雨，孔荣宗，等温敏漆技术及其在边界层转捩测量中的应用J宇航学报，2013，34(6):860865ZhangKou-li，ChangYu，Kongong-zong，etalTemperaturesensitivepainttechniqueanditsapplicationinmeasurementofboundarylayertransitionJJournalofAstronautics，2013，34(6):8608655AndersonJDHypersonicandhigh-temperaturegasdynamicsMeston，Virginia:AIAA，20066M

18、uirJF，TrujilloAAExperimentalinvestigationoftheeffectsofnosebluntness，freestreameynoldsnumber，andangleofattackonconeboundarylayertransitionataMachnumberof6CAIAA10thAerospaceSciencesMeeting，SanDiego，California，January1719，19727DhawanS，NarasimhaSomepropertiesofboundarylayerflowduringthetransitionfromla

19、minartoturbulentmotionJJournalofFluidMechanics，1957，3(4):4184368HoldenM，BowerDMeasurementsofboundarylayertransitiononconesatangleofattackforMachnumbersfrom11to13CThe26thAIAAFluidDynamicsConference，SanDiego，California，June922，19959StetsonKF，ushtonGHShocktunnelinvestigationofboundary-layertransitionat

20、Ma=55JAIAAJournal，1967，5(5):89990510KrogmannPAnexperimentalinvestigationoflaminarandtransitionalheattransfertoasharpslenderconeatMa=5CAIAA8thAerodynamicTestingConference，Bethesda，Maryland，July810，197411StetsonKF，ThompsonE，DonaldsonJCLaminarboundarylayerstabilityexperimentsonaconeatMach8，part3:sharpc

21、oneatangleofattackCAIAA23rdAerospaceSciencesMeeting，eno，Nevada，January417，198512StetsonKFHypersoniclaminarboundarylayertransition，part2:Mach6experimentsoftransitiononaconeatangleofattackAFWAL-T-3089，198613HorvathTJ，BerrySA，HollisB，etalBoundarylayertransitiononslenderconesinconventionalandlowdisturba

22、nceMach6windtunnelsCThe32ndAIAAFluidDynamicsConferenceandExhibit，StLouis，Missouri，June2427，200214StetsonKF，KimmelLUnit-eynolds-numbereffectsonboundary-layertransitionJAIAAJournal，1993，31(1):19519615StetsonKF，KimmelLOnhypersonicboundarylayerstabilityCThe30thAerospaceSciencesMeetingandExhibit，eno，Neveda，January69，1992。